JP2000257401A - 冷却可能な翼形部 - Google Patents
冷却可能な翼形部Info
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- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 機械部分（１０）の高温流体流（２８）に暴
露される冷却可能な翼形部（３４）並びにその方法の提
供。 【解決手段】 翼形部（３４）は機械部分（１０）に接
続し得るように構成されていて、内側部分（５６）を囲
む周囲部（５４）、及び翼弦方向に延在する負圧側（６
８）と結合した翼弦方向に延在する正圧側（６６）を含
んでいる。１以上の第１孔路（７０）が正圧側（６６）
の周囲部（５４）内に配設され、１以上の第２孔路（７
２）が負圧側（６８）の周囲部（５４）内に配設され
る。流路（５０）が、機械部分（１０）から第１及び第
２孔路（７０，７２）を通じて形成される。この流路
（５０）は、翼形部（３４）を冷却すべく、正圧側の周
囲部内の第１孔路（７０）を冷却流体が実質的に半径方
向外側に流れかつ負圧側の周囲部内の第２孔路（７２）
を冷却流体が実質的に半径方向内側に流れるように冷却
流体を導くように構成される。
露される冷却可能な翼形部（３４）並びにその方法の提
供。 【解決手段】 翼形部（３４）は機械部分（１０）に接
続し得るように構成されていて、内側部分（５６）を囲
む周囲部（５４）、及び翼弦方向に延在する負圧側（６
８）と結合した翼弦方向に延在する正圧側（６６）を含
んでいる。１以上の第１孔路（７０）が正圧側（６６）
の周囲部（５４）内に配設され、１以上の第２孔路（７
２）が負圧側（６８）の周囲部（５４）内に配設され
る。流路（５０）が、機械部分（１０）から第１及び第
２孔路（７０，７２）を通じて形成される。この流路
（５０）は、翼形部（３４）を冷却すべく、正圧側の周
囲部内の第１孔路（７０）を冷却流体が実質的に半径方
向外側に流れかつ負圧側の周囲部内の第２孔路（７２）
を冷却流体が実質的に半径方向内側に流れるように冷却
流体を導くように構成される。
Description
【０００１】
【発明の属する技術の分野】本発明は概括的には翼形部
に関し、さらに具体的には機械の冷却可能な動翼に関す
る。
に関し、さらに具体的には機械の冷却可能な動翼に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】翼形部は、例えばパワータービン、圧縮
機又は航空機エンジン等の様々な機械に使用し得る。静
翼及び動翼が翼形部の具体例である。動翼は「バケッ
ト」又は「ロータ」とも呼ばれるもので、軸を中心に回
転させるためホイール、ディスク又はロータに装着され
た翼形部を含み得る。また、静翼は、「ノズル」又は
「ステータ」とも呼ばれるもので、動翼の回転軸を包囲
もしくは囲むケーシング内に装着された翼形部を含み得
る。通例、１列の動翼が、軸に沿った特定の位置でホイ
ールの周囲に装着される。さらに、１列の静翼が、例え
ば流体（例えばガス）流の効率を最大にするため、通例
動翼列の（全体的な流れの方向に対して）上流に装着さ
れる。このような静翼列に続く動翼列の配置は「段」と
呼び得るものである。
機又は航空機エンジン等の様々な機械に使用し得る。静
翼及び動翼が翼形部の具体例である。動翼は「バケッ
ト」又は「ロータ」とも呼ばれるもので、軸を中心に回
転させるためホイール、ディスク又はロータに装着され
た翼形部を含み得る。また、静翼は、「ノズル」又は
「ステータ」とも呼ばれるもので、動翼の回転軸を包囲
もしくは囲むケーシング内に装着された翼形部を含み得
る。通例、１列の動翼が、軸に沿った特定の位置でホイ
ールの周囲に装着される。さらに、１列の静翼が、例え
ば流体（例えばガス）流の効率を最大にするため、通例
動翼列の（全体的な流れの方向に対して）上流に装着さ
れる。このような静翼列に続く動翼列の配置は「段」と
呼び得るものである。
【０００３】気体（例えば空気）を圧縮して燃料と混合
しかつ点火した後タービンの入口に送給するため、数段
の静翼及び動翼を圧縮機に配置し得る。タービンは、点
火した気体と燃料から仕事のためのエネルギーを抽出す
るため、数段の静翼及び動翼を含み得る。燃料は例えば
天然ガス又はオイルからなるものでよい。さらに、燃料
の圧縮気体への添加は燃焼反応へのエネルギーの寄与を
伴い、燃焼ガスの温度を例えば３０００〜３５００゜Ｆ
に高め得る。この燃焼反応の生成物はその後タービンを
通流する。
しかつ点火した後タービンの入口に送給するため、数段
の静翼及び動翼を圧縮機に配置し得る。タービンは、点
火した気体と燃料から仕事のためのエネルギーを抽出す
るため、数段の静翼及び動翼を含み得る。燃料は例えば
天然ガス又はオイルからなるものでよい。さらに、燃料
の圧縮気体への添加は燃焼反応へのエネルギーの寄与を
伴い、燃焼ガスの温度を例えば３０００〜３５００゜Ｆ
に高め得る。この燃焼反応の生成物はその後タービンを
通流する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】燃焼によって生じた高
温に耐えるために、タービン内の翼形部を冷却する必要
がある。冷却が不十分であると、過度の応力が翼形部に
加わり、この応力は時間経過とともに翼形部の疲労及び
破損をもたらす。例えば、既存の冷却構成には、空気冷
却、開回路冷却、閉回路冷却及びフィルム冷却があり、
圧縮機又は外部源からの冷却流体を用いるものである。
これらの構成は、しかしながら、必ずしもエンジン効率
の向上に効果的な翼形部冷却を可能にするものではな
い。従って、当技術分野において、エンジン効率を高め
るため翼形部の冷却を改良もしくは改善する必要があ
る。
温に耐えるために、タービン内の翼形部を冷却する必要
がある。冷却が不十分であると、過度の応力が翼形部に
加わり、この応力は時間経過とともに翼形部の疲労及び
破損をもたらす。例えば、既存の冷却構成には、空気冷
却、開回路冷却、閉回路冷却及びフィルム冷却があり、
圧縮機又は外部源からの冷却流体を用いるものである。
これらの構成は、しかしながら、必ずしもエンジン効率
の向上に効果的な翼形部冷却を可能にするものではな
い。従って、当技術分野において、エンジン効率を高め
るため翼形部の冷却を改良もしくは改善する必要があ
る。
【０００５】
【課題を解決するための手段】機械部分の高温流体流に
暴露される冷却可能な翼形部並びにその方法が提供され
る。この翼形部は機械部分に接続し得るように構成され
ていて、内側部分を囲む周囲部、及び翼弦方向に延在す
る負圧側と結合した翼弦方向に延在する正圧側を含んで
いる。１以上の第１孔路が正圧側の周囲部内に配設さ
れ、１以上の第２孔路が負圧側の周囲部内に配設され
る。流路が、機械部分から第１及び第２孔路を通じて形
成される。この流路は、翼形部を冷却すべく、正圧側の
周囲部内の第１孔路を冷却流体が実質的に半径方向外側
に流れかつ負圧側の周囲部内の第２孔路を冷却流体が実
質的に半径方向内側に流れるように冷却流体を導くよう
に構成される。
暴露される冷却可能な翼形部並びにその方法が提供され
る。この翼形部は機械部分に接続し得るように構成され
ていて、内側部分を囲む周囲部、及び翼弦方向に延在す
る負圧側と結合した翼弦方向に延在する正圧側を含んで
いる。１以上の第１孔路が正圧側の周囲部内に配設さ
れ、１以上の第２孔路が負圧側の周囲部内に配設され
る。流路が、機械部分から第１及び第２孔路を通じて形
成される。この流路は、翼形部を冷却すべく、正圧側の
周囲部内の第１孔路を冷却流体が実質的に半径方向外側
に流れかつ負圧側の周囲部内の第２孔路を冷却流体が実
質的に半径方向内側に流れるように冷却流体を導くよう
に構成される。
【０００６】
【発明の実施の形態】図１に、機械１０、例えば、エン
ジン中心線１２の周りに周方向に配置されたガスタービ
ンエンジンを示す。機械１０は、直流の関係にある、フ
ァン部１４、高圧圧縮機１６、燃焼部１８、高圧タービ
ン２０及び低圧タービン２２を含んでいる。燃焼部１８
と高圧タービン２０と低圧タービン２２は往々にしてエ
ンジン１０のホットセクションと呼ばれる。高圧ロータ
軸２４は高圧タービン２０を高圧圧縮機１６に駆動関係
をもつように連結する。低圧ロータ軸２６は低圧タービ
ン２２をファン部１４に駆動連結する。燃料は燃焼部１
８内で燃焼し、例えば、約３０００〜約３５００゜Ｆの
範囲内にある非常に高温のガス流２８を生じ、この高温
流体流２８が高圧タービン２０及び低圧タービン２２を
流れて機械１０に動力を与える。
ジン中心線１２の周りに周方向に配置されたガスタービ
ンエンジンを示す。機械１０は、直流の関係にある、フ
ァン部１４、高圧圧縮機１６、燃焼部１８、高圧タービ
ン２０及び低圧タービン２２を含んでいる。燃焼部１８
と高圧タービン２０と低圧タービン２２は往々にしてエ
ンジン１０のホットセクションと呼ばれる。高圧ロータ
軸２４は高圧タービン２０を高圧圧縮機１６に駆動関係
をもつように連結する。低圧ロータ軸２６は低圧タービ
ン２２をファン部１４に駆動連結する。燃料は燃焼部１
８内で燃焼し、例えば、約３０００〜約３５００゜Ｆの
範囲内にある非常に高温のガス流２８を生じ、この高温
流体流２８が高圧タービン２０及び低圧タービン２２を
流れて機械１０に動力を与える。
【０００７】図２は、タービン静翼３０とタービン動翼
３２を有する高圧タービン２０をさらに詳しく図示した
ものである。翼形部３４は動翼３２に使用でき、翼形部
３４は、通例、圧縮機１６の一部分、燃焼部又はエンジ
ン部１８の一部分、或いは高圧又は低圧タービン２０，
２２の一部分に配置され、通例、本発明の冷却特徴のた
め後三者に配置される。動翼３２は高温ガス流２８に暴
露される外壁３６を有する。タービン動翼３２は、ファ
ン部１４又は１段以上の圧縮機１６から機械１０の動翼
ダブテール３８を経て送給される空気で冷却し得る。
３２を有する高圧タービン２０をさらに詳しく図示した
ものである。翼形部３４は動翼３２に使用でき、翼形部
３４は、通例、圧縮機１６の一部分、燃焼部又はエンジ
ン部１８の一部分、或いは高圧又は低圧タービン２０，
２２の一部分に配置され、通例、本発明の冷却特徴のた
め後三者に配置される。動翼３２は高温ガス流２８に暴
露される外壁３６を有する。タービン動翼３２は、ファ
ン部１４又は１段以上の圧縮機１６から機械１０の動翼
ダブテール３８を経て送給される空気で冷却し得る。
【０００８】図３は、機械１０（図１）の一部分の高温
流体流２８内に暴露されて使用される冷却可能翼形部ア
センブリ４０を示す。アセンブリ４０は機械１０の動翼
ダブテール３８と接続するように構成されたプラットフ
ォーム４２を含んでいる。当業者には理解されるであろ
うが、組立てるとプラットフォーム４２は動翼ダブテー
ル３８に接続される。動翼ダブテール３８は、従来の手
段により機械１０のロータ又はホイール（図示せず）と
接続可能である。冷却導路（図示せず）が、慣用手段に
より、機械１０を貫通しているか（図１）或いは機械１
０と連通している。冷却導路は、通例、ダブテール３８
を通してプラットフォーム４２と連通しており、冷却流
体（例えば、従来の機械外部源からの空気、蒸気処理シ
ステムのボトミングサイクルからの蒸気、機械１０の圧
縮機初期段からの空気等）を入口４６を介して翼形部ア
センブリ４０に導き出口４８を介してアセンブリ４０か
ら排出する。全体に流れ矢印５０で示す閉流路が、ダブ
テール３８からプラットフォーム４２及び１以上の第１
孔路７０及び１以上の第２孔路７２を通して形成され、
その中を冷却流体が通過して翼形部３４を冷却する。翼
形部３４はプラットフォーム４２及びダブテール３８に
接続されるが、これらは一体形成又は一体鋳造されるの
が通例である。別法として、これらの部品は望ましい特
徴又は構成をもつように一体として又は別々に形成し得
る。例えば、ダブテール３８、プラットフォーム４２及
び翼形部３４を別々に形成し、次いで溶接やろう付等に
よって接続してもよい。さらに、アセンブリ４０の異な
る部分を異なる材料（例えば適合性材料）で形成しても
よい。
流体流２８内に暴露されて使用される冷却可能翼形部ア
センブリ４０を示す。アセンブリ４０は機械１０の動翼
ダブテール３８と接続するように構成されたプラットフ
ォーム４２を含んでいる。当業者には理解されるであろ
うが、組立てるとプラットフォーム４２は動翼ダブテー
ル３８に接続される。動翼ダブテール３８は、従来の手
段により機械１０のロータ又はホイール（図示せず）と
接続可能である。冷却導路（図示せず）が、慣用手段に
より、機械１０を貫通しているか（図１）或いは機械１
０と連通している。冷却導路は、通例、ダブテール３８
を通してプラットフォーム４２と連通しており、冷却流
体（例えば、従来の機械外部源からの空気、蒸気処理シ
ステムのボトミングサイクルからの蒸気、機械１０の圧
縮機初期段からの空気等）を入口４６を介して翼形部ア
センブリ４０に導き出口４８を介してアセンブリ４０か
ら排出する。全体に流れ矢印５０で示す閉流路が、ダブ
テール３８からプラットフォーム４２及び１以上の第１
孔路７０及び１以上の第２孔路７２を通して形成され、
その中を冷却流体が通過して翼形部３４を冷却する。翼
形部３４はプラットフォーム４２及びダブテール３８に
接続されるが、これらは一体形成又は一体鋳造されるの
が通例である。別法として、これらの部品は望ましい特
徴又は構成をもつように一体として又は別々に形成し得
る。例えば、ダブテール３８、プラットフォーム４２及
び翼形部３４を別々に形成し、次いで溶接やろう付等に
よって接続してもよい。さらに、アセンブリ４０の異な
る部分を異なる材料（例えば適合性材料）で形成しても
よい。
【０００９】翼形部３４は、内側部分(mdeial portion)
５６を囲む周囲部５４を含んでいる。翼形部３４は、翼
弦中央部６４で後縁部６２と結合した概略翼弦方向５８
に延在する前縁部６０も含んでおり、翼弦中央部６４は
前縁部と後縁部の間にあってそれらを連結している。さ
らに、翼形部３４は、負圧側６８と結合した正圧側６６
を含んでおり、負圧側及び正圧側共に翼弦方向５８に延
在している。第１孔路７０は正圧側６６の周囲部５４内
に配設され、第２孔路７２は負圧側６８の周囲部５４内
に配設され、各々の孔路７０，７２は流路と連通してい
る。一例では、第１孔路７０及び第２孔路７２はそれぞ
れそうした孔路を複数含んでいる。孔路７０，７２は直
流の対流孔路７６又はインピンジメント孔路７８とし得
る。孔路７０，７２を備えた翼形部３４は通例インベス
トメント鋳造法等の技術を用いて形成することができ
る。インベストメント鋳造法の一例は、“From Teeth t
o Jet Engines”と題する文献（Joseph L. Mallardi
著、1992年著作権、Howmet Corporation, Corporate Re
lations Department, P.O. Box 1960, 475 Steamboat R
oad, Greenwich, CT 06836-1960, U.S.A.から入手可
能）に開示されている。
５６を囲む周囲部５４を含んでいる。翼形部３４は、翼
弦中央部６４で後縁部６２と結合した概略翼弦方向５８
に延在する前縁部６０も含んでおり、翼弦中央部６４は
前縁部と後縁部の間にあってそれらを連結している。さ
らに、翼形部３４は、負圧側６８と結合した正圧側６６
を含んでおり、負圧側及び正圧側共に翼弦方向５８に延
在している。第１孔路７０は正圧側６６の周囲部５４内
に配設され、第２孔路７２は負圧側６８の周囲部５４内
に配設され、各々の孔路７０，７２は流路と連通してい
る。一例では、第１孔路７０及び第２孔路７２はそれぞ
れそうした孔路を複数含んでいる。孔路７０，７２は直
流の対流孔路７６又はインピンジメント孔路７８とし得
る。孔路７０，７２を備えた翼形部３４は通例インベス
トメント鋳造法等の技術を用いて形成することができ
る。インベストメント鋳造法の一例は、“From Teeth t
o Jet Engines”と題する文献（Joseph L. Mallardi
著、1992年著作権、Howmet Corporation, Corporate Re
lations Department, P.O. Box 1960, 475 Steamboat R
oad, Greenwich, CT 06836-1960, U.S.A.から入手可
能）に開示されている。
【００１０】図３についてさらに説明すると、本発明の
一つの態様では、孔路７０，７２は、それら個々の周囲
部５４位置に対応した望ましい冷却能力を確保するよう
に構成されている。例えば、外部熱負荷は翼形部３４の
周囲で変化する。同様に、前縁部６０及び後縁部６２
は、高温流体流２８からの熱負荷を拡散すべき表面積が
小さいので、高い熱負荷をもつ傾向がある。そこで、通
例、機械１０（図１）から第１及び第２孔路７０，７２
を通じて形成された流路は、正圧側６６の第１孔路７０
を冷却流体が実質的に半径方向外側に流れ、かつ負圧側
６８の第２孔路７２を冷却流体が実質的に半径方向内側
に流れるように冷却流体を導くように構成される。さら
に、この流路構成は、コリオリ冷却効果を利用するので
特に有利である。すなわち、動翼３２は、回転方向９０
（図２）での使用時に例えばダブテール３８とともに回
転するので、動翼３２は、冷却流体が流路を通して方向
付けられた時、コリオリ冷却効果を利用できる。例え
ば、冷却流体が半径方向外側に流れる時、冷却流体は孔
路７０の内壁７４よりも正圧側６６の周囲部５４の外壁
３６を冷却する傾向が高い。逆に、冷却流体が半径方向
内側に流れる時、冷却流体は孔路７２の内壁７４よりも
負圧側６８の周囲部５４の外壁３６を冷却する傾向が高
い。
一つの態様では、孔路７０，７２は、それら個々の周囲
部５４位置に対応した望ましい冷却能力を確保するよう
に構成されている。例えば、外部熱負荷は翼形部３４の
周囲で変化する。同様に、前縁部６０及び後縁部６２
は、高温流体流２８からの熱負荷を拡散すべき表面積が
小さいので、高い熱負荷をもつ傾向がある。そこで、通
例、機械１０（図１）から第１及び第２孔路７０，７２
を通じて形成された流路は、正圧側６６の第１孔路７０
を冷却流体が実質的に半径方向外側に流れ、かつ負圧側
６８の第２孔路７２を冷却流体が実質的に半径方向内側
に流れるように冷却流体を導くように構成される。さら
に、この流路構成は、コリオリ冷却効果を利用するので
特に有利である。すなわち、動翼３２は、回転方向９０
（図２）での使用時に例えばダブテール３８とともに回
転するので、動翼３２は、冷却流体が流路を通して方向
付けられた時、コリオリ冷却効果を利用できる。例え
ば、冷却流体が半径方向外側に流れる時、冷却流体は孔
路７０の内壁７４よりも正圧側６６の周囲部５４の外壁
３６を冷却する傾向が高い。逆に、冷却流体が半径方向
内側に流れる時、冷却流体は孔路７２の内壁７４よりも
負圧側６８の周囲部５４の外壁３６を冷却する傾向が高
い。
【００１１】もう一つの実施形態では、孔路７０，７２
は、図示した通り、冷却流体の高速流が通流し得るよう
に構成し得る。高速流を利用すると、例えば、約５０メ
ートル毎秒乃至約２５０メートル毎秒の速度、好ましく
は約１００メートル毎秒を上回る速度で流れる圧縮性流
体で、翼形部アセンブリの一段と効果的な冷却が可能に
なる。別法として、約１００メートル毎秒未満の速度で
流れる従来の非圧縮性流体を用いてもよい。孔路７０，
７２は、例示的実施形態で示した幾何構成を利用するこ
とによって、冷却流体によって孔路７０，７２の壁に加
わる圧力応力又は膨れ(ballooning)が低減するように構
成し得る。孔路７０，７２は、冷却流体によって孔路７
０，７２の壁に加わる圧力を補償するため、幅よりも大
きい長さを有し得る。別法として、孔路７０，７２は、
冷却流体によって孔路７０，７２の壁にかかる圧力を補
償するため、流れ断面積で表される体積を有し得る。
は、図示した通り、冷却流体の高速流が通流し得るよう
に構成し得る。高速流を利用すると、例えば、約５０メ
ートル毎秒乃至約２５０メートル毎秒の速度、好ましく
は約１００メートル毎秒を上回る速度で流れる圧縮性流
体で、翼形部アセンブリの一段と効果的な冷却が可能に
なる。別法として、約１００メートル毎秒未満の速度で
流れる従来の非圧縮性流体を用いてもよい。孔路７０，
７２は、例示的実施形態で示した幾何構成を利用するこ
とによって、冷却流体によって孔路７０，７２の壁に加
わる圧力応力又は膨れ(ballooning)が低減するように構
成し得る。孔路７０，７２は、冷却流体によって孔路７
０，７２の壁に加わる圧力を補償するため、幅よりも大
きい長さを有し得る。別法として、孔路７０，７２は、
冷却流体によって孔路７０，７２の壁にかかる圧力を補
償するため、流れ断面積で表される体積を有し得る。
【００１２】翼形部３４の内側部分５６は中実（図７）
でもよいし、或いは内部に１以上の中空部１０６（図
３）を有し得る。内側部分５６が１以上の中空部１０６
を有する場合は、内側部分５６は、中空部１０６を維持
するため、慣用手段により、周囲部５４の正圧側６６と
負圧側６８の間でそれらと連結した１以上の構造補強材
４４を有するのが通例である。補強材４４は、当業者に
は公知であろうが、ピンでもよいし、或いは先端部８０
からプラットフォーム４２まで延在し、１以上の別々の
中空部１０６を形成する壁でもよい。中空部１０６が存
在すると、流路により冷却流体は入口４６からプラット
フォーム４２を経て中空部１０６に入るか、或いは例え
ばプラットフォーム４２の穴８４を通って対流型７６の
孔路７０に直接流入し得る。中空部１０６内に導かれた
冷却流体は噴射口８２（通例、内壁７４に形成した穴）
を通ってインピンジメント型７８の孔路７０に入ること
ができ、冷却流体を中空部１０６から孔路７８内に導い
て外壁３６にインピンジメントさせることにより外壁３
６の冷却を助長し得る。中空部１０６内の冷却流体は負
圧側の穴８６に入り次いで孔路７２を通り得る。穴８４
は、孔路７２用の穴８６と同様に、孔路７０の内壁７４
に設けられて冷却流体を孔路７０に導いてもよく、冷却
流体はその後孔路７０を通流する。インピンジメント型
７８の孔路７０を負圧側６８の周壁５４に設けてもよい
（図示せず）。噴射口８２の配向と数と寸法は、無作為
に定めるか或いは所望冷却効果に基づいて計算すること
ができる。対流型７６の孔路７０又は７２と、インピン
ジメント型７８の孔路７０又は７２が存在すると、冷却
流体がそれぞれの孔路７０，７２に流入した時、冷却流
体は所望方向に導かれ、例えば、正圧側６６を半径方向
外側に通り負圧側６８を半径方向内側に通って流路を完
全に通流して翼形部を冷却する。
でもよいし、或いは内部に１以上の中空部１０６（図
３）を有し得る。内側部分５６が１以上の中空部１０６
を有する場合は、内側部分５６は、中空部１０６を維持
するため、慣用手段により、周囲部５４の正圧側６６と
負圧側６８の間でそれらと連結した１以上の構造補強材
４４を有するのが通例である。補強材４４は、当業者に
は公知であろうが、ピンでもよいし、或いは先端部８０
からプラットフォーム４２まで延在し、１以上の別々の
中空部１０６を形成する壁でもよい。中空部１０６が存
在すると、流路により冷却流体は入口４６からプラット
フォーム４２を経て中空部１０６に入るか、或いは例え
ばプラットフォーム４２の穴８４を通って対流型７６の
孔路７０に直接流入し得る。中空部１０６内に導かれた
冷却流体は噴射口８２（通例、内壁７４に形成した穴）
を通ってインピンジメント型７８の孔路７０に入ること
ができ、冷却流体を中空部１０６から孔路７８内に導い
て外壁３６にインピンジメントさせることにより外壁３
６の冷却を助長し得る。中空部１０６内の冷却流体は負
圧側の穴８６に入り次いで孔路７２を通り得る。穴８４
は、孔路７２用の穴８６と同様に、孔路７０の内壁７４
に設けられて冷却流体を孔路７０に導いてもよく、冷却
流体はその後孔路７０を通流する。インピンジメント型
７８の孔路７０を負圧側６８の周壁５４に設けてもよい
（図示せず）。噴射口８２の配向と数と寸法は、無作為
に定めるか或いは所望冷却効果に基づいて計算すること
ができる。対流型７６の孔路７０又は７２と、インピン
ジメント型７８の孔路７０又は７２が存在すると、冷却
流体がそれぞれの孔路７０，７２に流入した時、冷却流
体は所望方向に導かれ、例えば、正圧側６６を半径方向
外側に通り負圧側６８を半径方向内側に通って流路を完
全に通流して翼形部を冷却する。
【００１３】図４は、１以上の先端孔路８８（通例、複
数の孔路８８）を有する先端部８０を示す。先端孔路８
８は、正圧側６６における１以上の孔路７０と、負圧側
６８における１以上の孔路７２との間にあってそれらと
連通し得るもので、この連通は、例えば、少なくとも１
対１の対応（すなわち正圧側対負圧側）をなし、流路内
の冷却流体は先端孔路８８によりこれらの孔路７０，７
２間を流れる。多数の孔路７０，７２が、前縁部６０と
翼弦中央部６４と後縁部６２とに対するそれらの位置
と、正圧側６６と負圧側６８とにおけるそれらの位置と
に応じて、互いにかつ先端孔路８８と連通し得る。孔路
７０，７２の究極形状は、特定位置における所望の熱負
荷緩和に基づいて変わる。他の実施形態において、図４
は、プラットフォーム４２（図３）から第１孔路７０と
先端孔路８８と第２孔路７２とを順に経由してプラット
フォーム４２（図３）に戻る、翼形部３４を通る流路の
閉回路形状を示す。
数の孔路８８）を有する先端部８０を示す。先端孔路８
８は、正圧側６６における１以上の孔路７０と、負圧側
６８における１以上の孔路７２との間にあってそれらと
連通し得るもので、この連通は、例えば、少なくとも１
対１の対応（すなわち正圧側対負圧側）をなし、流路内
の冷却流体は先端孔路８８によりこれらの孔路７０，７
２間を流れる。多数の孔路７０，７２が、前縁部６０と
翼弦中央部６４と後縁部６２とに対するそれらの位置
と、正圧側６６と負圧側６８とにおけるそれらの位置と
に応じて、互いにかつ先端孔路８８と連通し得る。孔路
７０，７２の究極形状は、特定位置における所望の熱負
荷緩和に基づいて変わる。他の実施形態において、図４
は、プラットフォーム４２（図３）から第１孔路７０と
先端孔路８８と第２孔路７２とを順に経由してプラット
フォーム４２（図３）に戻る、翼形部３４を通る流路の
閉回路形状を示す。
【００１４】図６は本発明の一実施形態の翼形部９４を
含む翼形部アセンブリの他の具体例９２を示す。翼形部
アセンブリ９２と翼形部９４は、後述のものを除いて、
翼形部アセンブリ４０（図３）及び翼形部３４（図３）
とほぼ同様である。翼形部アセンブリ４０と翼形部３４
の構成部と同様の構成部は、同符号で表されかつ同様に
定義されている。例えば、翼形部アセンブリ９２は開回
路流路形状を有するが、冷却流体が第１孔路７０を半径
方向外側に通り第２孔路７２を半径方向内側に通るよう
に冷却流体を導く流路の特徴をやはり利用する。この開
回路流路では、冷却流体は翼形部アセンブリ９２内に導
かれてそれを通るが、ダブテール３８と冷却導路（図示
せず）には戻らない。例えば、冷却流体は１以上の入口
４６からプラットフォーム４２を経て孔路７０，７２内
に送給され得る。この場合、流路は、冷却流体を孔路７
０，７２から送出するための１以上の開口１０４を含み
得る（孔路７２では開口１０４（図示せず）を先端部８
０の近くではなくプラットフォーム４２の近くに配置す
る）。送出された冷却流体は、例えば、膜又は別様のも
のとして周囲部５４の外面１００上を流れる。
含む翼形部アセンブリの他の具体例９２を示す。翼形部
アセンブリ９２と翼形部９４は、後述のものを除いて、
翼形部アセンブリ４０（図３）及び翼形部３４（図３）
とほぼ同様である。翼形部アセンブリ４０と翼形部３４
の構成部と同様の構成部は、同符号で表されかつ同様に
定義されている。例えば、翼形部アセンブリ９２は開回
路流路形状を有するが、冷却流体が第１孔路７０を半径
方向外側に通り第２孔路７２を半径方向内側に通るよう
に冷却流体を導く流路の特徴をやはり利用する。この開
回路流路では、冷却流体は翼形部アセンブリ９２内に導
かれてそれを通るが、ダブテール３８と冷却導路（図示
せず）には戻らない。例えば、冷却流体は１以上の入口
４６からプラットフォーム４２を経て孔路７０，７２内
に送給され得る。この場合、流路は、冷却流体を孔路７
０，７２から送出するための１以上の開口１０４を含み
得る（孔路７２では開口１０４（図示せず）を先端部８
０の近くではなくプラットフォーム４２の近くに配置す
る）。送出された冷却流体は、例えば、膜又は別様のも
のとして周囲部５４の外面１００上を流れる。
【００１５】さらに図６について説明すると、翼形部９
４は１以上の別の中空部９６を有し得る。アセンブリ９
２は、この中空部に第２冷却流体を受入れる、すなわ
ち、第１冷却流体又は第１流路から隔離された第２流路
を有するように構成されている。例えば、翼形部９４
は、第２冷却流体を中空部９６から送出するために周囲
部５４を貫通している１以上の開口９８を有し得る。送
出された第２冷却流体は、例えば、膜又は別様のものと
して周囲部５４の外面１００上を流れる。第２流路を通
流する第２冷却流体は流れ矢印１０２で表されている。
周囲部５４は、第２流路と連通する１以上の孔路１２４
を有し得る。孔路１２４（通例、多数の孔路１２４（図
示せず））は、開口１２６を有する対流孔路でよく、開
口１２６は、プラットフォーム４２に配設され、入口４
６と直接連通するか、或いは内壁７４に配設され、中空
部９６と連通するものであり、いずれの場合も前述の対
流孔路７６（図３）と同様である。孔路１２４は、前述
のインピンジメント孔路７８（図３）と同様の、内壁７
４に噴射口１２８を有し、かつ中空部９６と連通してい
るインピンジメント孔路でよい。孔路１２４は、第２冷
却流体を孔路１２４から送出するための開口１３０を含
み得る。送出された第２冷却流体は、例えば、膜又は別
様のものとして周囲部５４の外面１００上を流れる。孔
路７０，７２も、第１冷却流体を、翼形部９４に入って
その中を通過し流出するように導くために、孔路１２４
と同様に形成することができる。多数の中空部１０６、
９６が存在する場合、第１及び第２流路の分離を保った
まま、類似した中空部を慣用手段により連通させること
ができる（図示せず）。
４は１以上の別の中空部９６を有し得る。アセンブリ９
２は、この中空部に第２冷却流体を受入れる、すなわ
ち、第１冷却流体又は第１流路から隔離された第２流路
を有するように構成されている。例えば、翼形部９４
は、第２冷却流体を中空部９６から送出するために周囲
部５４を貫通している１以上の開口９８を有し得る。送
出された第２冷却流体は、例えば、膜又は別様のものと
して周囲部５４の外面１００上を流れる。第２流路を通
流する第２冷却流体は流れ矢印１０２で表されている。
周囲部５４は、第２流路と連通する１以上の孔路１２４
を有し得る。孔路１２４（通例、多数の孔路１２４（図
示せず））は、開口１２６を有する対流孔路でよく、開
口１２６は、プラットフォーム４２に配設され、入口４
６と直接連通するか、或いは内壁７４に配設され、中空
部９６と連通するものであり、いずれの場合も前述の対
流孔路７６（図３）と同様である。孔路１２４は、前述
のインピンジメント孔路７８（図３）と同様の、内壁７
４に噴射口１２８を有し、かつ中空部９６と連通してい
るインピンジメント孔路でよい。孔路１２４は、第２冷
却流体を孔路１２４から送出するための開口１３０を含
み得る。送出された第２冷却流体は、例えば、膜又は別
様のものとして周囲部５４の外面１００上を流れる。孔
路７０，７２も、第１冷却流体を、翼形部９４に入って
その中を通過し流出するように導くために、孔路１２４
と同様に形成することができる。多数の中空部１０６、
９６が存在する場合、第１及び第２流路の分離を保った
まま、類似した中空部を慣用手段により連通させること
ができる（図示せず）。
【００１６】図７は本発明の翼形部１３４を含む翼形部
アセンブリの他の実施形態１３２を示す。翼形部アセン
ブリ１３２と翼形部１３４は、後述のものを除いて、翼
形部アセンブリ４０及び翼形部３４とほぼ同様である。
これに関し、翼形部アセンブリ４０と翼形部３４の構成
部と同様の構成部は、同符号で表されかつ同様に定義さ
れている。例えば、翼形部１３４は中実内側部分５６を
有する。
アセンブリの他の実施形態１３２を示す。翼形部アセン
ブリ１３２と翼形部１３４は、後述のものを除いて、翼
形部アセンブリ４０及び翼形部３４とほぼ同様である。
これに関し、翼形部アセンブリ４０と翼形部３４の構成
部と同様の構成部は、同符号で表されかつ同様に定義さ
れている。例えば、翼形部１３４は中実内側部分５６を
有する。
【００１７】他の実施形態において、本発明は翼形部、
例えば、翼形部アセンブリ４０の翼形部３４（図３と図
４）を冷却する方法を包含する。この方法はまず、翼形
部３４を機械１０（図１）の一部分、例えば、翼形部ア
センブリ４０に前述のように配置することを包含する。
次に、翼形部３４を機械１０（図１）内の高温流体流２
８に暴露する。次いで、冷却流体の流れを、導路（図示
せず）から流路を通るように循環させる。すなわち、冷
却流体流は、プラットフォーム４２に隣接したダブテー
ル３８の入口４６を通って翼形部アセンブリ４０に入
り、正圧側６６の第１孔路７０を半径方向外側に通流
し、先端孔路８８（図４）を通流し、負圧側６８の第２
孔路７２を半径方向内側に通流し、プラットフォーム４
２を逆向きに通流し、次いでダブテール３８の隣接出口
４８を通って機械１０（図１）内の導路（図示せず）に
戻る。
例えば、翼形部アセンブリ４０の翼形部３４（図３と図
４）を冷却する方法を包含する。この方法はまず、翼形
部３４を機械１０（図１）の一部分、例えば、翼形部ア
センブリ４０に前述のように配置することを包含する。
次に、翼形部３４を機械１０（図１）内の高温流体流２
８に暴露する。次いで、冷却流体の流れを、導路（図示
せず）から流路を通るように循環させる。すなわち、冷
却流体流は、プラットフォーム４２に隣接したダブテー
ル３８の入口４６を通って翼形部アセンブリ４０に入
り、正圧側６６の第１孔路７０を半径方向外側に通流
し、先端孔路８８（図４）を通流し、負圧側６８の第２
孔路７２を半径方向内側に通流し、プラットフォーム４
２を逆向きに通流し、次いでダブテール３８の隣接出口
４８を通って機械１０（図１）内の導路（図示せず）に
戻る。
【００１８】ここに開示した実施形態のいずれか１以上
を利用すると、さらに、高温流体流２８内の翼形部３４
（図３）、９４（図６）、１３４（図７）の外壁３６の
暴露による熱応力の影響を減らすことができる。さら
に、例えば、様々な寸法を設定し得るが、図５は図３に
示した翼形部３４の外壁３６の一部分の例示的な寸法の
範囲を示す。類推により、同様の寸法を翼形部９４（図
６）、１３４（図７）の外壁３６に適用し得る。図５に
おいて、孔路７０，７２は、約１．５ｍｍ〜約１５ｍｍ
の範囲内の長さ１１０と、約０．５ｍｍ〜約５ｍｍの範
囲内の幅１１２と、約０．５ｍｍ〜約４ｍｍの範囲内の
内側厚さ１１４と、約０．５ｍｍ〜約２ｍｍの範囲内、
好ましくは約２ｍｍの外側厚さ１１６と、長さ１１０の
約０．２倍〜約長さ１１０の範囲内の孔路７０，７２間
の長さ壁厚１１８と、約１．５ｍｍ〜約１１ｍｍの範囲
内の全厚さ１２０とを有し得る。さらに、図示してない
が、孔路７０，７２とインピンジメント表面、例えば、
外壁３６は、当業者には知られているように、それぞれ
の冷却効果を高めるか制御するために、滑らかにする
か、粗くするか、織物状又は乱流促進形にすることがで
きる。
を利用すると、さらに、高温流体流２８内の翼形部３４
（図３）、９４（図６）、１３４（図７）の外壁３６の
暴露による熱応力の影響を減らすことができる。さら
に、例えば、様々な寸法を設定し得るが、図５は図３に
示した翼形部３４の外壁３６の一部分の例示的な寸法の
範囲を示す。類推により、同様の寸法を翼形部９４（図
６）、１３４（図７）の外壁３６に適用し得る。図５に
おいて、孔路７０，７２は、約１．５ｍｍ〜約１５ｍｍ
の範囲内の長さ１１０と、約０．５ｍｍ〜約５ｍｍの範
囲内の幅１１２と、約０．５ｍｍ〜約４ｍｍの範囲内の
内側厚さ１１４と、約０．５ｍｍ〜約２ｍｍの範囲内、
好ましくは約２ｍｍの外側厚さ１１６と、長さ１１０の
約０．２倍〜約長さ１１０の範囲内の孔路７０，７２間
の長さ壁厚１１８と、約１．５ｍｍ〜約１１ｍｍの範囲
内の全厚さ１２０とを有し得る。さらに、図示してない
が、孔路７０，７２とインピンジメント表面、例えば、
外壁３６は、当業者には知られているように、それぞれ
の冷却効果を高めるか制御するために、滑らかにする
か、粗くするか、織物状又は乱流促進形にすることがで
きる。
【００１９】上述の発明において様々な可能な実施形態
を様々な目的に応じて用いることができ、上述の実施形
態に様々な改変を施し得るので、ここに記載した或いは
添付図面に示した全ての事物は単に例示のためのもので
本発明を限定するものではないことはもちろんである。
本発明のある特徴だけを説示したが、多様な改変が可能
であることは当業者には明らかであろう。
を様々な目的に応じて用いることができ、上述の実施形
態に様々な改変を施し得るので、ここに記載した或いは
添付図面に示した全ての事物は単に例示のためのもので
本発明を限定するものではないことはもちろんである。
本発明のある特徴だけを説示したが、多様な改変が可能
であることは当業者には明らかであろう。
【図１】 本発明の一実施形態による周囲冷却孔路を備
えた流体冷却式タービン動翼翼形部アセンブリを有する
ガスタービンエンジンの断面図である。
えた流体冷却式タービン動翼翼形部アセンブリを有する
ガスタービンエンジンの断面図である。
【図２】 タービンの一部分の拡大断面図で、図１にお
けるタービン動翼翼形部を示す。
けるタービン動翼翼形部を示す。
【図３】 閉回路形状を有する翼形部の図２の３−３に
沿う拡大断面図である。
沿う拡大断面図である。
【図４】 図３の翼形部の先端部の図２の４−４に沿う
拡大断面図である。
拡大断面図である。
【図５】 図３における翼形部の周囲部の拡大断面図で
ある。
ある。
【図６】 図３と同様の図であるが、開回路形状を有す
る、本発明の一実施形態の翼形部の代替具体例を示す。
る、本発明の一実施形態の翼形部の代替具体例を示す。
【図７】 図３と同様の図であるが、他の閉回路形状を
有する、本発明の一実施形態の翼形部の代替具体例を示
す。
有する、本発明の一実施形態の翼形部の代替具体例を示
す。
１０ 機械（ガスタービンエンジン） １６ 高圧圧縮機 １８ 燃焼部 ２０ 高圧タービン ２２ 低圧タービン ３２ タービン動翼 ３４ 翼形部 ３６ 外壁 ３８ ダブテール ４０ 翼形部アセンブリ ４２ プラットフォーム ５０ 流路 ５４ 周囲部 ５６ 内側部分 ６６ 正圧側 ６８ 負圧側 ７０ 第１孔路 ７２ 第２孔路 ７６ 対流孔路 ７８ インピンジメント孔路 ８０ 先端部 ８２ 噴射口 ８４ 穴 ８６ 穴 ８８ 先端孔路 ９４ 翼形部 ９６ 中空部 ９８ 開口 １００ 外面 １０４ 開口 １０６ 中空部 １２４ 孔路 １２６ 開口 １２８ 噴射口 １３０ 開口 １３４ 翼形部
Claims (20)
- 【請求項１】 機械部分（１０）の高温流体流（２８）
に暴露される冷却可能な翼形部（３４）であって、 当該翼形部（３４）は機械部分（１０）に接続し得るよ
うに構成されていて、当該翼形部は、内側部分（５６）
を囲む周囲部（５４）、及び翼弦方向（５８）に延在す
る負圧側（６８）と結合した翼弦方向（５８）に延在す
る正圧側（６６）を含んでおり、 さらに、正圧側の周囲部内に配設された１以上の第１孔
路（７０）と負圧側の周囲部内に配設された１以上の第
２孔路（７２）、及び機械部分（１０）から第１及び第
２孔路（７０，７２）を通じて形成された流路（５０）
であって、当該翼形部（３４）を冷却するため正圧側
（６６）の周囲部（５４）内の第１孔路（７０）を冷却
流体が実質的に半径方向外側に流れかつ負圧側（６８）
の周囲部（５４）内の第２孔路（７２）を冷却流体が実
質的に半径方向内側に流れるように冷却流体を導くよう
に構成された流路、を含んでなる冷却可能な翼形部（３
４）。 - 【請求項２】 前記１以上の第１孔路（７０）が複数の
第１孔路（７０）を含んでおり、かつ前記１以上の第２
孔路（７２）が複数の第２孔路（７２）を含んでいる、
請求項１記載の翼形部（３４）。 - 【請求項３】 第１及び第２孔路（７０，７２）が周囲
部（５４）を冷却するように構成された対流孔路（７
６）又はインピンジメント孔路（７８）を含んでなる、
請求項１記載の翼形部（３４）。 - 【請求項４】 流路（５０）が冷却流体を導くように構
成された閉回路流路（５０）からなる、請求項１記載の
翼形部（３４）。 - 【請求項５】 周囲部（５４）が、第１及び第２孔路
（７０，７２）の少なくとも一方と連通した開口（１０
４，１３０）を有していて、流路（５０）が、冷却流体
を上記開口を通して周囲部（５４）の外面（１００）上
に導くように構成されている、請求項１記載の翼形部
（３４）。 - 【請求項６】 翼形部が、正圧側（６６）と負圧側（６
８）に結合しかつそれらの間に延在する先端部（８０）
を含んでおり、先端部は、少なくとも第１孔路（７０）
及び少なくとも第２孔路（７２）と連通している１以上
の先端孔路（８８）を含んでいる、請求項１記載の翼形
部（３４）。 - 【請求項７】 第１及び第２孔路（７０，７２）が、そ
れらの個々の周囲部（５４）に対応した望ましい冷却能
力を確保するように構成されている、請求項６記載の翼
形部（３４）。 - 【請求項８】 流路（５０）が、流体流を第１孔路（７
０）に、次いで第２孔路（７２）に導くように構成され
ている、請求項６記載の翼形部（３４）。 - 【請求項９】 当該翼形部（３４）が内側部分（５６）
内に１以上の中空部（９６，１０６）を有する、請求項
１記載の翼形部（３４）。 - 【請求項１０】 中空部（１０６）が、冷却流体を機械
部分（１０）から受入れて冷却流体を第１及び第２孔路
（７０，７２）の少なくとも一方に導くように構成され
ている、請求項９記載の翼形部（３４）。 - 【請求項１１】 中空部（９６）が第２冷却流体を機械
部分（１０）から受入れるように構成されていて、翼形
部（３４）が、流路（５０）から隔離された開口（９
８）であって中空部（９６）と連通して第２冷却流体を
中空部（９６）外に導く開口（９８）を含んでいる、請
求項９記載の翼形部（３４）。 - 【請求項１２】 翼形部（３４）が翼形部アセンブリ
（４０）をなし、翼形部アセンブリ（４０）が翼形部と
結合したプラットフォーム（４２）を含んでおり、プラ
ットフォーム（４２）はダブテール（３８）と接続して
いてダブテールは機械部分（１０）と接続し得るように
構成されている、請求項１記載の翼形部（３４）。 - 【請求項１３】 翼形部が機械部分（１０）に接続さ
れ、機械部分がタービン部分（２０、２２）とエンジン
部分（１８）と圧縮機部分（１６）の少なくとも１以上
を含んでなる、請求項１記載の翼形部（３４）。 - 【請求項１４】 第１及び第２孔路（７０，７２）が、
冷却流体から第１及び第２孔路の壁にかかる圧力応力を
減らすように構成されている、請求項１記載の翼形部
（３４）。 - 【請求項１５】 孔路（７０，７２）が冷却流体の高速
流が通流し得るように構成されている、請求項１記載の
翼形部（３４）。 - 【請求項１６】 翼形部（３４）の熱応力を減らすよう
に構成された外壁（３６）を有する請求項１記載の翼形
部（３４）。 - 【請求項１７】 翼形部（３４）を冷却するための方法
であって、 内側部分（５６）を囲む周囲部（５４）及び翼弦方向
（５８）に延在する負圧側（６８）と結合した翼弦方向
（５８）に延在する正圧側（６６）を含む翼形部（３
４）を機械部分（１０）に配置し、 翼形部（３４）を機械部分（１０）内の高温流体流（２
８）に暴露し、 機械部分（１０）から周囲部（５４）の正圧側（６６）
に配設された１以上の第１孔路（７０）及び周囲部（５
４）の負圧側（６８）に配設された１以上の第２孔路
（７２）を通じて形成された流路（５０）を通して冷却
流体の流れを循環させ、翼形部（３４）を冷却するため
上記冷却流体の流れを第１孔路（７０）を実質的に半径
方向外側にかつ第２孔路（７２）を実質的に半径方向内
側に導く、ことを含んでなる方法。 - 【請求項１８】 前記循環が、翼形部（３４）を機械部
分（１０）に対して回転させることを含む、請求項１７
記載の方法。 - 【請求項１９】 第１及び第２孔路（７０，７２）にお
ける流路（５０）が周囲部（５４）を実質的に貫通して
いる、請求項１８記載の方法。 - 【請求項２０】 翼形部（３４）が先端部（８０）を含
んでいて、該先端部が、少なくとも第１孔路及び少なく
とも第２孔路と連通している１以上の先端孔路（８８）
を含んでおり、前記循環が、流体流を機械部分（１０）
から第１孔路（７０）に、次いで先端孔路（８８）に、
次いで第２孔路（７２）に導き、次いで機械部分（１
０）に戻すように循環させることを包含する、請求項１
９記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/235,913 US6174133B1 (en) | 1999-01-25 | 1999-01-25 | Coolable airfoil |
| US09/235913 | 1999-01-25 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
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